[发明专利]一种复合式旋翼飞行器全模式飞行控制方法

权利要求书

1.一种复合式旋翼飞行器全模式飞行控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、选取复合式旋翼飞行器动力学模型，根据复合式旋翼飞行器飞行任务，得到飞行系统期望速度跟踪指令，期望速度跟踪指令包括：期望前飞速度u_c，期望升降速度v_c和期望偏航速度w_c，并将期望速度跟踪指令作为控制器的输入量；

步骤二、分别设计速度回路和姿态回路控制结构，速度回路作为外回路，为姿态回路提供期望姿态控制指令，期望姿态控制指令包括：期望俯仰角θ_c、期望偏航角期望滚转角ψ_c；姿态回路作为内回路，可使复合式旋翼飞行器通道解耦，增强系统的稳定性；

步骤三、设计速度回路动态逆自适应终端滑模控制方法，通过动态逆控制器，得到复合式旋翼飞行器操纵变量同时，设计结合神经网络的自适应终端滑模控制器模块，得到速度增量U_a1+U_t1，其中，U_a1为速度回路神经网络补偿值，U_t1为速度回路自适应终端滑模补偿值，并通过控制分配计算得到期望姿态控制指令信号设计姿态回路动态逆自适应终端滑模控制方法，首先通过动态逆控制器得到复合式旋翼操纵变量δ₂＝[A_1s B_1s θ_wr θ_wl θ₁ θ₂]，并结合速度回路得到的操纵变量δ₁，作为复合式旋翼飞行器期望舵面操纵信号同时，设计结合神经网络的自适应终端滑模控制器模块，得到姿态角增量U_a2+U_t2，其中，U_a2为姿态回路神经网络补偿值，U_t2为姿态回路自适应终端滑模补偿值，并通过控制分配计算舵面操纵信号增量Δδ，将U＝Δδ+δ_d作为复合式旋翼飞行器的实际舵面操纵信号；

其中，T为涵道风扇推力矢量，为旋翼总距，A_1s为横向周期变距、B_1s为纵向周期变距、θ_wr为右襟副翼偏角、θ_wl为左襟副翼偏角、θ₁为推力矢量与机体坐标系下XOY面夹角，θ₂为推力矢量在水平面投影与X轴的夹角；

步骤四、实时检测复合式旋翼飞行器的飞行状态，飞行状态主要包括：前飞速度u、侧向速度v、垂直速度w、俯仰角偏航角θ、滚转角ψ、俯仰角速度p、偏航角速度q和滚转角速度r，并重复步骤一至四；

步骤三具体设计步骤包括：

步骤3.1、期望速度跟踪指令信号或期望姿态控制指令信号通过指令滤波模块，限制输入量的幅值和频率，得到期望速度跟踪指令的一阶导数和期望姿态控制指令的二阶导数；

其中，姿态回路得到的二阶导数为速度回路得到的一阶导数为指令滤波模块采用二阶滤波器，表达式如下：

式中，选取自然频率w_n＝3，阻尼比ξ＝0.7；x_c1＝[u_c，v_c，w_c]^T为期望速度跟踪指令，为期望姿态控制指令；

步骤3.2、根据期望速度跟踪指令的一阶导数、期望姿态控制指令的二阶导数和复合式旋翼飞行器飞行状态，设计动态逆控制器，同时，设计神经网络控制方法补偿系统模型误差；

步骤3.3、为使复合式旋翼飞行器飞行系统能够在有限时间内完成系统指令跟踪，且具有较好的鲁棒性，设计自适应终端滑模补偿值，包括速度回路自适应终端滑模补偿值U_t1和姿态回路自适应终端滑模补偿值U_t2，提高飞行系统的指令跟踪速度和稳定性；

步骤3.2所述的动态逆控制器与神经网络控制方法设计步骤为：

步骤3.2.1、建立复合式旋翼非线性动力学模型，选取平衡点并采用拟牛顿迭代法进行动力学配平和小扰动线性化分析，得到复合式旋翼飞行器的近似线性化模型；

由于复合式旋翼飞行器存在三种飞行模式，包括直升机飞行模式、过渡飞行模式和固定翼飞行模式，且每种飞行模式下操纵变量的取值差异较大，选取各模式下前飞速度进行动力学配平和小扰动线性化分析；

假设复合式旋翼非线性动力学模型表示为：

式中，表示x的一阶导数，δ表示复合式旋翼飞行器舵面操纵信号，

配平得到近似线性化模型可表示为：

其中，表示复合式旋翼飞行器近似舵面操纵信号；

步骤3.2.2、为满足动态逆控制条件，根据复合式旋翼飞行器的近似线性化模型，反解求出虚拟控制指令并以此来设计动态逆控制器，即速度回路动态逆控制器近似舵面操纵信号姿态回路动态逆控制器近似舵面操纵信号

步骤3.2.3、设计单层sigma-pi神经网络来补偿模型误差，

速度回路神经网络补偿值为：

U_a1＝W₁^Tβ₁ (4)

姿态回路神经网络补偿值为：

U_a2＝W₂^Tβ₂ (5)

其中，β₁、β₂均为基函数向量，W₁、W₂为权重系数向量，β₁、β₂取值如下：

式中，C₁＝C₁'＝[0.1 V V²]，C₃＝[u vw]，kron()表示矩阵叉乘。

2.根据权利要求1所述的复合式旋翼飞行器全模式飞行控制方法，其特征在于，

步骤3.3所述的自适应终端滑模设计步骤包括：

步骤3.3.1、设定复合式旋翼飞行器在有限时间T_d内跟踪控制指令，并设计飞行系统的终端滑模面；

定义速度指令跟踪误差为：

E₁(t)＝x_r1-x_c1＝[e₁₁，e₂₁，e₃₁]^T (7)

同理，姿态指令误差可表示为：

E₂(t)＝x_r2-x_c2＝[e₁₂，e₂₂，e₃₂]^T (8)

式中，x_r1＝[u_r，v_r，w_r]^T为飞行系统速度跟踪指令，u_r、v_r和w_r分别表示前飞速度跟踪指令、升降速度跟踪指令和偏航速度跟踪指令，为飞行系统姿态角跟踪指令，θ_r和ψ_r分别表示俯仰角跟踪指令、偏航角跟踪指令和滚转速度跟踪指令，e₁₁、e₂₁和e₃₁分别表示前飞速度、升降速度和偏航速度指令跟踪误差，e₁₂、e₂₂和e₃₂分别表示俯仰角、偏航角和滚转角指令跟踪误差；

飞行系统的终端滑模面设计为：

S(x)＝CE_j(t)-CP_j(t),j＝1,2 (9)

本发明选取C为三阶单位矩阵，P_j(t)＝[p_1j(t),p_2j(t),p_3j(t)]^T表示时变补偿函数，

式中，i＝1、2、3，j＝1、2，e_ij(0)表示t＝0时初始指令跟踪误差；

步骤3.3.2、通过构造Lyapunov函数设计速度回路自适应终端滑膜补偿值U_t1和姿态回路自适应终端滑膜补偿值U_t2，补偿系统期望控制指令x_r1和x_r2；

Lyapunov函数关于时间的导数为：

式中，j＝1、2，K取正常数，Δ_j＝E_j(t)-P_j(t)，A_j、B_j分别表示复合式旋翼飞行器近似线性化模型所对应的状态矩阵和控制矩阵，u_v为复合式旋翼飞行器虚拟控制指令；

设计速度回路自适应终端滑膜补偿值为：

式中，A₁、B₁分别表示复合式旋翼飞行器近似线性化模型速度状态量所对应的状态矩阵和控制矩阵，

取u_v＝U_t1，带入式(11)可得速度回路中Lyapunov函数关于时间的导数为：

同理，设计姿态回路自适应终端滑膜补偿值为：

式中，A₂、B₂分别表示复合式旋翼飞行器近似线性化模型姿态角对应的状态矩阵和控制矩阵，

取u_v＝U_t2，带入式(11)可得姿态回路中Lyapunov函数关于时间的导数为：

通过分析可知，Lyapunov函数V(x)正定，其关于时间的导数负定，故可以确定运动状态可在有限时间内沿着滑模面运动到平衡点，确保了飞行系统的鲁棒性。